CN110466751A - 一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构及其设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及无人机旋翼/螺旋桨综合性能技术领域，具体涉及一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构及其设计方法。该低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，包括若干呈圆周布置的桨叶以及将各桨叶根部连接在一起的连接结构；所述桨叶的前缘设有锯齿结构，尖端设有向下内倾的后掠小翼结构；所述锯齿结构为等腰三角形状。本发明所述的无人机旋翼结构及其设计方法能够有效降低各类旋翼噪声，提高工作效率，且具有便于携带和安装使用的特点。
Description
技术领域
本发明涉及无人机旋翼/螺旋桨综合性能技术领域，具体涉及一种低噪声 的高效便携式无人机旋翼结构及其设计方法。
背景技术
当今社会，各式各样的旋翼无人机和飞行器越来越普遍的被应用到各个领 域中，如摄影航拍、物流运输、反恐协助以及军事侦察等。特别地，在军事侦 察中，配备无人机的单兵作战以其灵活、安全等特点成为了当前最为热门的战 况信息侦察方式之一。但无人机同样具有以下几个致命的缺点：巨大的飞行噪 声使其容易被发现并被击落；较差的续航能力要求控制人员需要将其携带至距 侦察点较近的位置，具有一定的危险；一体化的旋翼体积较大，不易于单兵携 带和使用。因此，降低无人机以及旋翼飞行器的噪声，提高其续航能力并为其 提供一种便携式的设计已经成为该领域不可避免以及急需解决的问题。而目前针对旋翼的一些优化方法仅适用特定翼型，因此一种具有更高普适性针对不同 尺寸、翼型和型号的旋翼优化设计方法也急需被提出。
无人机的噪声来源于几个方面：旋翼、电机以及机体。其中，高速旋转的 螺旋桨所产生的气动噪声相对于其它部件产生的机械噪声要大得多，是其最主 要的噪声源。而旋翼噪声又是由多种噪声混合而成，包括了气流与旋翼叶片相 互作用的湍流流入噪声以及旋翼翼型的自噪声等。湍流流入噪声是由大气条件 决定，而翼型自噪声与旋翼自身设计具有紧密联系。因此，降低无人机噪声最 有效的方法就是对旋翼的结构进行优化与改进。
一般来说，降低噪声的方法可以分为主动降噪和被动降噪两大类。主动降 噪是指利用相干声波来抵消已有的噪声或抑制产生噪声的振动源，被动降噪主 要是指利用吸声结构，将入射声波的机械能转化为热能等其他形式的能量，使 噪声流动更加稳定，甚至有的结构可以从噪声源上直接消除一些噪声的产生。 针对于无人机等小型飞行器的旋翼噪声，其体积、质量以及空间分布极大的限 制了主动降噪的实施。因此，通过对结构的优化与改进是有效降低无人机噪声 的最切实可行的手段，而其中最关键的就是在于对旋翼结构的改进与优化。此 外，仿生工程技术在降噪领域有着越来越广泛的运用，通过对猫头鹰和老鹰翅 膀羽毛的仿生设计，可以有效降低无人机旋翼的噪声同时提高其气动性能。
发明内容
本发明的目的在于提供一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构及其设 计方法，该无人机旋翼结构及其设计方法能够有效降低各类旋翼噪声，提高工 作效率，且具有便于携带和安装使用的特点。
为实现上述目的，本发明采用了以下技术方案：
一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，包括若干呈圆周布置的桨叶以 及将各桨叶根部连接在一起的连接结构；所述桨叶的前缘设有锯齿结构，尖端 设有向下内倾的后掠小翼结构；所述锯齿结构为等腰三角形状。
进一步的，所述连接结构包括自上向下依次设置的顶盖和底座；所述顶盖 包括圆形的顶盖板和沿顶盖板外周均匀分布的若干上桨叶固定臂；所述顶盖板 上开设有位于顶盖板中间的穿孔一和沿穿孔一外周均匀分布的若干安装孔一； 所述上桨叶固定臂上开设有安装孔二；相邻上桨叶固定臂之间的顶盖板的外周 底部设有阶梯槽；所述底座包括圆形的底座板和沿底座板外周均匀分布的若干 下桨叶固定臂；所述底座板上开设有位于底座板中间的穿孔二和沿穿孔二外周 分布的若干安装孔三；相邻下桨叶固定臂之间的底座板的外周顶部设有与阶梯 槽相适应的定位支撑结构；所述下桨叶固定臂的顶部设有安装圆柱；所述安装 圆柱上开设有通孔，所述下桨叶固定臂上开设有螺母安装槽。
进一步的，所述桨叶的尾端设有与安装圆柱相适应的贯穿孔。
进一步的，所述桨叶的尖端距离旋转中心的距离为127-457.2mm，旋转面 直径为10-36英寸。
进一步的，所述锯齿结构包括若干依次相连的等腰三角形状的连接板，所 述连接板的宽度为0.13L～0.15L、高度为0.13L～0.15L、厚度为0.02L～0.1L，相 邻连接板之间的间隙为0.003～0.05L，相邻连接板的顶端之间的距离为 0.13L～0.15L，；所述锯齿结构的分布位置在距离旋转中心的0.1R～0.2R处，锯 齿结构的分布长度为0.6～0.7R；其中，R为单个旋翼桨叶的翼展，L为单个旋 翼桨叶的平均弦长，取值为桨叶表面积与翼展的比值，单位为mm。
进一步的，所述小翼结构分布在距离旋转中心的0.7R～0.9R的位置处，后 掠小翼结构的开始端弦长为桨叶弦长，结束端弦长为0.2L～0.4L；后掠小翼结 构的高度为0.03R～0.1R R，后倾角取值为30°～70°、小翼下掠角取值为20 °～90°；其中R为单个桨叶的翼展，L为单个桨叶的平均弦长，取值为桨叶 表面积与翼展的比值，单位为mm。
本发明还涉及一种上述低噪声的高效便携式无人机旋翼结构的设计方法， 该方法包括以下步骤：
(1)仿生结构设计：获取仿生源的结构参数，并根据实际工况，构建旋 翼模型作为基准翼型桨叶，在基准翼型桨叶的前缘进行锯齿结构的三维建模， 得到带锯齿结构的仿生结构，同时在基准翼型桨叶的尖端进行小翼结构的三维 建模，得到带小翼结构的仿生结构；其中，带锯齿结构的仿生结构根据锯齿结 构形状的不同包含若干种。
(2)仿生结构形状设计：对基准翼型桨叶和两种仿生结构进行独立的仿 真计算实验，生成基准翼型桨叶和两种仿生结构所需的计算网格，并采用流体 力学方法对基准翼型桨叶和两种仿生结构的力学及声学特性进行计算分析，确 定具有最优气动性能和声学性能的两种仿生结构的形状。
(3)仿生结构参数设计：对确定形状后的两种仿生结构的各个参数进行 正交实验，并根据正交实验结果进行极差分析，确定各参数的最佳取值范围。
进一步的，步骤(2)中，所述的“在基准翼型桨叶的前缘进行锯齿结构 的三维建模，得到带锯齿结构的仿生结构”，具体包括以下步骤：
(201)对已有的旋翼模型数据进行处理，在垂直于旋翼翼展方向的基准 面上，利用交叉曲线提取出桨叶各个截面的翼型，为确保桨叶整体翼型不变， 提取截面间的距离不宜过大。
(202)标定出所有截面提取出翼型草图的顶点，并用三维曲线将其连接 作为前缘基准线。
(203)在每个翼型草图上进行新的锯齿草图绘制，首先绘制与当前翼型 攻角一致的长方形，该长方形的宽即为锯齿结构的厚度。
(204)对所有新绘制的长方形草图进行放样处理，处理时按照前缘基准 线进行，从而得到一个新的具有一定厚度的曲面实体。
(205)在该曲面实体的投影平面再次进行锯齿草图绘制，确定锯齿的各 个参数，包括锯齿的形状、高度、宽度等，并用此草图对曲面实体进行裁剪， 从而得到若干个小的锯齿实体。
(206)三维调整各个锯齿的位置，最终将所有锯齿实体以及基础叶片实 体组合成一个实体，从而得到具有前缘锯齿结构的单个旋翼桨叶，作为带锯齿 结构的仿生结构。
进一步的，步骤(2)中所述的“在基准翼型桨叶的尖端进行小翼结构的 三维建模，得到带小翼结构的仿生结构”，具体包括以下步骤：
(211)对已有的旋翼模型数据进行处理，在垂直于旋翼展弦方向的基准 面上，利用交叉曲线提取出桨叶各个截面的翼型，为确保桨叶整体翼型不变， 提取截面间的距离不宜过大。
(212)标定出所有截面提取出翼型草图的顶点，并用三维曲线将其连接 作为前缘基准线。
(213)选取尖端处某一截面作为小翼结构的起始截面，该截面上所提取 的翼型草图即为小翼结构的起始草图，该翼型的弦长即为小翼结构的初始弦 长。
(214)在距离起始截面距离为SN的平行截面上对小翼的起始草图进行转 换应用(即复制)，同时对该草图进行修改，从而满足小翼的特定参数；根据 以下公式对起始草图进行向下平移A，向后平移B，以满足设计的下倾角α和 后掠角β，该草图弦长LN通过对起始草图弦长L1处理得到：
其中，L1为小翼起始草图弦长，L2为结束端草图弦长，S为起始小翼平 面投影长度为SN的整数倍，所有变量单位均一致；。
(215)按照步骤(214)继续对距离起始截面距离为2SN处的截面进行草 图绘制，直到完成整个小翼结构的草图绘制。
(216)对所有绘制的小翼结构的翼型草图进行放样处理，放样时使起始 端以及结束端均与草图相切，保证结构的平滑性，从而得到带有小翼结构的单 个旋翼桨叶。
进一步的，步骤(2)中所述的“采用流体力学方法对基准翼型桨叶和两 种仿生结构的力学及声学特性进行计算分析，确定具有最优气动性能和声学性 能的两种仿生结构的形状”，具体包括以下步骤：
(221)基于雷诺平均方程的气动性能计算方法模拟旋翼实际工作情景， 采用SST模型对雷诺平均方程进行求解，以所生成网格单元为计算变量，在旋 翼桨叶表面积上进行积分运算，求得在所设定转速边界条件下所产生升力L和 阻力D值的总和，当计算达到收敛时，L和D的值基本保持为一常数不变。 SST模型为剪切应力传输模型。
同时，采用Broadband Noise Sources模型求解雷诺平均方程，并根据以下 公式计算得到整个计算域中由单位体积的各向同性湍流产生的噪声功率PA：
式中，u和l是湍流速度和长度尺度，a0为声速，α为模型常量；引入参 数κ,ε，则上式可以写成：
PA＝αερ0εMt 5
式中αε的取值设置为0.1，这里，为了更加直观的用分贝表示的声功率， 采用如下计算公式对计算所得声功率PA进行转化：
式中，Pref为参考声功率。Lp代表声压级，由声功率转化得到，单位是分 贝(dB)，用于衡量声音的大小，本发明中用于作为对比不同旋翼噪声性能的指 标。
雷诺平均方程包含连续方程、动量方程以及能量方程：
其中，ρ表示空气密度；V为速度；f为单位质量的体积力；A为控制面 的面积；n为控制面的法线方向；Wviscosity为粘性力所做的功；Wviscosity为粘性力； k为流体的热传导系数。
计算所得数值用于比对步骤(1)中若干种具有不同形状前缘锯齿旋翼的气 动性能和声学性能以及对比有无小翼旋翼的气动性能和声学性能。其中升力L、 阻力D以及升阻比L/D用于比较气动性能的优劣性，噪声功率PA以及声压级 Lp用来比较噪声特性。
(222)为了衡量不同具有不同形状前缘锯齿旋翼的气动性能差异，以及 小翼结构对旋翼气动性能的影响，采用以下公式求得旋翼所产生的升力系数 CL与阻力系数CD：
其中，v∞表示转速，ρ表示空气密度，Swhole和Shalf分别为整个和半叶片 表面面积，考虑到锯齿模型中锯齿的面积，此处只计算了半叶片的阻力系数， 因为当计算收敛时，在阻力方向上有一个稳定的周期性瞬态峰值；
根据计算所得升力系数CL与阻力系数CD，可进一步计算得到升阻比的值， 即CL/CD，该值可以用来对比衡量步骤(1)中所设计的若干种带不同形状锯齿 结构的仿生结构的气动性能，该值的增加与否也能作为检验小翼结构是否具有 提高旋翼气动性能的标准，附图14的数据即为根据以上公式所求结果。
和现有技术相比，本发明的有益效果为：
(1)针对现有的无人机噪声大、续航能力差且不易携带等缺点，本发明 提出了一种切实可行又经济环保的无人机旋翼结构及其设计方法，在一定程度 上降低了无人机飞行时的噪声，同时提高了旋翼工作效率和无人机续航能力， 而且结构可拆卸，易于携带和安装。
(2)本发明所采用的不确定叶片数组合式旋翼结构，可根据实际情况需 要，进行具体叶片数的选择，在高负载的要求下使用多桨叶组合，在高航程的 要求下使用两桨叶或者三桨叶，具有较高的灵活应用性和场景兼容性。
(3)本发明基于耦合仿生的能够降噪的锯齿结构以及能够提高飞行效率 的翼稍小翼结构，分别是仿照自然界中具有“静音”飞行特性的猫头鹰以及具 有“飞行能手”之称的老鹰翅膀上的结构得来，这种前缘锯齿结构和翼稍小翼 结构的设计不仅在无人机旋翼上具有降噪效果，同样在风扇、轴流风机、涡轮 机等旋转流体机械上均能有一定的作用，可以单独使用或者组合使用来降低飞 行器以及其他装置的气动噪声，同时提高工作效率。
(4)本发明提出的位于浆叶前缘的锯齿结构和位于浆叶翼稍的小翼结构 除了与桨叶叶片一体化成型以外，还可以单独做成能拆装的附加单元结构，以 便根据实际情况对其进行不同条件下的利用，例如与控制系统连接后，可以根 据实际转速调整前缘锯齿的攻角以及翼稍小翼的倾角等，从而实现主动控制降 噪和运动和叶片局部调整。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2a和图2b是顶盖的结构示意图；
图3a和图3b是底座结构示意图；
图4是本发明中锯齿结构的结构示意图；
图5是本发明中小翼结构的结构示意图；
图6是本发明设计方法中的仿生源对象及其局部特征放大图；
图7是猫头鹰和老鹰翅膀上外侧的第一根羽毛参数的对比图；
图8是本发明设计方法步骤(1)中各种形状的锯齿结构的示意图；
图9a-9e是本发明中具有不同形状锯齿结构的旋翼的噪声特性对比图，各 个图依次对应基准翼型桨叶、勾状锯齿结构、长条状锯齿结构、波浪状锯齿结 构和等腰三角形状锯齿结构；
图10是本发明设计方法中具有不同形状锯齿结构的旋翼升力系数对比图；
图11是本发明设计方法中具有不同形状锯齿结构的旋翼阻力系数对比图；
图12是本发明设计方法中具有不同形状锯齿结构的旋翼升阻比对比图；
图13a和13b是本发明设计方法中是否有小翼结构旋翼的尾涡对比图；其 中，图13a对应的是无小翼结构的基准翼型桨叶，图13b对应有小翼结构的仿 生桨叶；
图14是本发明设计方法中有无小翼结构对气动性能的影响情况示意图；
图15是本发明设计方法中锯齿结构的因素水平表；
图16是本发明设计方法中正交实验结果及极差分析结果图；
图17是本发明的正交实验参数优化中前缘锯齿结构参数因素水平效应图。
其中：
100、顶盖，101、顶盖板，102、上桨叶固定臂，103、穿孔一，104、阶 梯槽，105、安装孔一，106、安装孔二，107、顶盖板的顶部，108、顶盖板的 底部，200、桨叶，201、锯齿结构，202、小翼结构，300、基座，301、底座 板，302、下桨叶固定臂，303、安装圆柱，304、定位支撑结构，305、穿孔二， 306、安装孔三，307、底座板的顶部，308、底座板的底部，309、通孔，310、螺母安装槽。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明：
如图1所示的一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，包括若干呈圆周 布置的桨叶100以及将各桨叶100根部连接在一起的连接结构；所述桨叶100 的前缘设有锯齿结构101，尖端设有向下内倾的后掠小翼结构102；所述锯齿 结构101为等腰三角形状。所述连接结构包括自上向下依次设置的顶盖100和 底座300。本发明所述的旋翼结构为两桨叶或多桨叶组合结构，各桨叶具有相 同的结构和参数。通过在桨叶的前缘设置采用等腰三角形状的锯齿结构，在桨 叶的尖端设置向下内倾的后掠的小翼结构，能够有效降低噪声，提高旋翼的气 动性能。
如图2a和2b所示，所述顶盖100包括圆形的顶盖板101和沿顶盖板101 外周均匀分布的若干上桨叶固定臂102；所述顶盖板101上开设有位于顶盖板 101中间的穿孔一103和沿穿孔一103外周均匀分布的若干安装孔一105，用 于在电机上固定。所述上桨叶固定臂102上开设有安装孔二106；相邻上桨叶 固定臂102之间的顶盖板101的外周底部108设有阶梯槽104。所述顶盖100 用于两桨叶以及多桨叶的固定，厚度为0.5W，W为所使用桨叶固定端平均厚 度。顶盖上按360°等间距分布若干个上桨叶固定臂，单个臂展长度0.5D，D 为所用电机直径。
如图3a和3b所示，所述底座300包括圆形的底座板301和沿底座板301 外周均匀分布的若干下桨叶固定臂302；所述底座板301上开设有位于底座板 301中间的穿孔二305和沿穿孔二305外周分布的若干安装孔三306，用于在 电机上固定。相邻下桨叶固定臂302之间的底座板301的外周顶部307设有与 阶梯槽104相适应的定位支撑结构304；所述下桨叶固定臂302的顶部设有安 装圆柱303，定位支撑结构和安装圆柱的高度相同。所述安装圆柱303上开设 有带螺纹的通孔309，所述下桨叶固定臂302的底部开设有与通孔309相连通 的螺母安装槽310，用于安置螺母并通过螺丝与顶盖固定。所述底座300用于 两桨叶以及多桨叶的固定，厚度为0.5W，W为所使用桨叶固定端平均厚度。 底座300上按360°等间距分布若干个下桨叶固定臂302，单个臂展长度0.5D，D为所用电机直径。如图1所示，螺丝从上向下依次穿过安装孔二、贯穿孔、 通孔，通过安装在螺母安装槽中的螺母锁紧，从而将桨叶的根部连接到顶盖与 底座之间。
所述底座1与顶盖2用于配合将三桨叶旋翼固定，两部件的厚度均为2mm， 按120°等间距分布3个桨叶固定臂，单个臂展长度30±0.5mm，旋转直径为 60±1mm。底座上距离旋转中心25mm的各臂上直径6mm、高度为6mm的圆 柱，用于安装桨叶并与顶盖上对应位置同尺寸的圆柱凹槽配合。底座各臂上有 厚度为1mm的支撑结构，用于与顶盖对应位置同尺寸的阶梯槽配合，使结构 在组装时受力均匀。配合圆柱中心线上有用于固定的螺丝孔，螺母与螺丝头位 置均为沉头设计，该设计可以进一步保持旋翼具有更好的动平衡能力，同时也方便使用，可以预先组装整个旋翼，也可以临时组装。两部件中心处有穿孔， 在围绕中心半径为6mm圆上正对位置等间距分布6个螺丝孔，用于将整个旋 翼结构固定在电机上。
进一步的，所述桨叶200的尾端设有与安装圆柱303相适应的贯穿孔。
进一步的，所述桨叶200的尖端距离旋转中心的距离为127-457.2mm，旋 转面直径为10-36英寸。优选的，所述桨叶200的翼展长度为200mm，组合后 旋翼旋转面直径为431.8mm，旋翼平均弦长为32.1mm，其值为单个桨叶200 的表面积与翼展的比值，旋翼固定端平均厚度为4mm。
进一步的，所述锯齿结构201包括若干依次相连的等腰三角形状的连接板， 所述连接板的宽度为0.13L～0.15L、高度为0.13L～0.15L、厚度为0.02L～0.1L， 相邻连接板之间的间隙为0.003～0.05L，相邻连接板的顶端之间的距离为 0.13L～0.15L，；所述锯齿结构201的分布位置在距离旋转中心的0.1R～0.2R处， 锯齿结构的分布长度为0.6～0.7R；其中，R为单个旋翼桨叶的翼展，L为单个 旋翼桨叶的平均弦长，取值为桨叶表面积与翼展的比值，单位为mm。如图4 所示，所述锯齿结构201的主要参数包括：波长W1(两锯齿顶端的距离)以 及锯齿宽度W2；锯齿顶端到前缘的高度H1以及三角形部分的高度H2；两锯 齿之间的间隙S以及锯齿厚度T；锯齿在前缘上的分布长度S以及分布位置。 以上参数优化后取值范围如下，其中R为单个旋翼桨叶的翼展，L为单个旋翼 桨叶的平均弦长，取值为桨叶表面积与翼展的比值，单位为mm。锯齿波长W1取值在0.13L～0.15L，本实例中波长W1为5mm；锯齿宽度W2取值在 0.13L～0.15L，本实例中宽度W2为4mm；锯齿高度H1取值在0.13L～0.15L， 本实例中高度H1为5mm；锯齿高度H2取值在0.11L～0.13L，本实例中高度 H2为4mm；锯齿间隙S取值在0.003～0.05L，本实例中间隙S为1mm；锯齿 厚度T取值在0.02L～0.1L，本实例中厚度T为0.1mm；锯齿分布位置取值在 距离旋转中心0.1R～0.2R处，本实例距离旋转中心0.1R；锯齿分布长度S取值 在0.6～0.7R，本实例中分布长度取值为0.7R。本发明先在桨叶的前缘设置长方 形的安装底座，再在安装底座前缘设置锯齿结构。安装底座的高度为锯齿结构 高度的1/4，即图4中H2＝3/4H1。
进一步的，所述小翼结构分布在距离旋转中心的0.7R～0.9R的位置处，后 掠小翼结构的开始端弦长为桨叶弦长，结束端弦长为0.2L～0.4L；后掠小翼结 构的高度为0.03R～0.1R R，后倾角取值为30°～70°、小翼下掠角取值为20 °～90°；其中R为单个桨叶的翼展，L为单个桨叶的平均弦长，取值为桨叶 表面积与翼展的比值，单位为mm。如图5所示，所述小翼结构202的主要参 数包括：小翼开始端弦长L1、小翼结束端弦长L2、小翼的高度H、后倾角α 以及下掠角β。这五个参数优化后的取值范围如下，其中R为单个旋翼桨叶 的翼展，L为单个旋翼桨叶的平均弦长，取值为桨叶表面积与翼展的比值，单 位为mm。小翼开始端弦长L1为锯齿结束位置桨叶弦长，即桨叶0.7R～0.9R 处弦长，本实例中为0.8R处弦长，约为20mm；小翼结束端弦长L2为取值在 0.2L～0.4L，本实例中小翼结束端弦长L2为0.3L，约9mm；小翼的高度H取 值在0.03R～0.1R，本实例中小翼的高度H0.04R，约为9mm；小翼后倾角α取 值在30°～70°，本实例中小翼后倾角α为50°；小翼下掠角β取值在20 °～90°，本实例中小翼下掠角β为40°。
本发明还涉及一种上述低噪声的高效便携式无人机旋翼结构的设计方法， 该方法包括以下步骤：
(1)仿生结构设计：获取仿生源的结构参数，并根据实际工况，构建旋 翼模型作为基准翼型桨叶，在基准翼型桨叶的前缘进行锯齿结构的三维建模， 得到带锯齿结构的仿生结构，同时在基准翼型桨叶的尖端进行小翼结构的三维 建模，得到带小翼结构的仿生结构；其中，带锯齿结构的仿生结构根据锯齿结 构形状的不同包含若干种。本发明采用的仿生源是如图6所示的猫头鹰和老鹰 翅膀上的羽毛。对图6中猫头鹰和老鹰翅膀上外侧的第一根羽毛，即最外侧初 级飞羽进行观察及测量，获取仿生设计的模型源(即仿生源)及相关设计参数， 图中右半部分为猫头鹰羽毛前缘锯齿的放大图像。分别对两根羽毛的特诊参数进行测量和计算并总结如图7所示，其中展弦比AR通过公式(1)计算得出， 其中L为翼展长度，S为表面积，B为平均弦长。得到羽毛的一些参数将为仿 生结构设计提供一定参考。
如图8所示，在桨叶前缘的锯齿结构的三维建模中，设计了多种形状的前 缘锯齿，包括勾状、长条状、波浪状以及等腰三角形状，不同形状的锯齿结构 具有基本一致的设计参数，如相同的厚度、宽度、高度以及分布长度。锯齿结 构的相关参数以步骤(1)中图7中的数据为基础进行初步设计。此外，对旋 翼叶片的尖端添加小翼结构设计。下面将通过步骤(2)确定最优形状的前缘 锯齿以及验证小翼结构是否具有提高升阻比、减小诱导阻力的效果。最终将通 过步骤(3)对前缘锯齿以及翼稍小翼结构的参数进行对比分析，确定出各个参数的最佳取值范围。
(2)仿生结构形状设计：对基准翼型桨叶和两种仿生结构进行独立的仿 真计算实验，生成基准翼型桨叶和两种仿生结构所需的计算网格，并采用流体 力学方法对基准翼型桨叶和两种仿生结构的力学及声学特性进行计算分析，确 定具有最优气动性能和声学性能的两种仿生结构的形状。该步骤是通过对不同 形态结构设计对旋翼叶片周围流场和声场的影响进行对比，确定仿生结构的最 优形态。
通过仿真对比分析不同形状锯齿结构的性能差异以及小翼结构的预期效 果，从而确定锯齿结构和小翼结构的形态结构。图9a-9e为不同形状的桨叶前 缘的锯齿结构的同转速下噪声特性仿真结果对比，发现等腰三角形的锯齿结构 形状具有最佳的降噪效果。图10-12为具有不同形状锯齿结构的旋翼的升力系 数、阻力系数以及升阻比的对比图。仿真结果显示，三角形锯齿相对于原桨升 力系数提高，同时相对于其他形状，其具有更小的阻力系数。综合而言，等腰 三角形具有更大的升阻比，即更好的气动性能。因此在本发明的旋翼结构中的 桨叶的前缘采用等腰三角形状的锯齿结构。图13a和13b为有无翼稍小翼的仿真效果对比，发现在翼端添加小翼结构能够有效降低尾涡强度，降低诱导阻力 的产生，提高旋翼气动效率。图14为小翼结构气动性仿真数据，结果表明， 添加小翼结构可以将原型叶片的升阻比提高9.29％。所有仿真实验均为单个结 构单独计算，旋翼结构为一体式两桨叶。
(3)仿生结构参数设计：对确定形状后的两种仿生结构的各个参数进行 正交实验，并根据正交实验结果进行极差分析，确定各参数的最佳取值范围。 该步骤是对旋翼进行气动性能和声学性能的实验测试，并通过极差分析优化相 关结构参数，确定相关结构参数的最优取值范围。上述步骤(3)中采用正交 实验以及极差分析的方法，探索桨叶前缘的锯齿结构和翼稍的小翼结构的各个 参数的最佳取值范围。等腰三角形状的锯齿结构的相关参数包括锯齿厚度、宽 度、高度、间距以及分布长度。翼稍小翼结构的相关参数包括上倾、下倾、倾 角、后掠角、小翼高度等。每次的独立实验都在全消室中利用力学和声学测试仪器完成。所述正交实验的具体步骤为：在半全消室中，利用力学和声学测试 平台，对各种形态的旋翼结构在同转速下的噪声和升力的大小进行测试，从而 衡量旋翼的气动性能和噪声性能。
具体地说，桨叶前缘的等腰三角形状的锯齿结构的相关参数包括锯齿厚 度、宽度、高度、间距以及分布长度等。为了确定其各自的最优取值范围，按 照设计方法中步骤(3)设计了正交实验，并对结果进行了极差分析。实验中 采用的旋翼为一体化两桨叶，大小为17英寸，431.8mm。该旋翼单个叶片的 翼展为215.9mm、平均弦长为32.13mm、展弦比为6.71。以此为及参考标准对 其他型号及尺寸旋翼的前缘锯齿结构进行设计。
首先设计如图15所示的正交实验水平因素表。采用L16(4^5)正交实验表 进行实验，表中前四列分别为：锯齿厚度(T)、宽度(W)、高度(H)、分布 长度(L)，第五列空出用于误差检验。其中每个因素选取了四个水平，其具体 数值由图7中实际羽毛参数为标准而得到。本实验中不考虑因素间的交互作用， 在旋翼转速为3000r/min时对前缘具有不同参数锯齿的旋翼进行噪声和升力测 试，使用AWA6290M双通道声学分析仪记录旋翼正下方1m处的声音数据， 每个旋翼样本每次实验采集10s约1000个数据，取1000个数据的平均值作为 此次测量点的结果，重复测量三次取平均值，以相对原旋翼噪A声级平均降低 量作为评价噪声的实验指标。
由图16所示的极差分析结果可以得出，桨叶前缘锯齿结构的几个参数对 旋翼的降噪性能影响程度排序为：分布长度、宽度、高度、厚度。为了直观的 分析不同因素以及各个水平对旋翼降噪性能的影响程度，绘制了如图17所示 的因素水平效应图，其横坐标为不同因素的各个水平，纵坐标为个水平的均值。 图17可以得出，对旋翼降噪性能影响最大的锯齿因素为锯齿分布长度，随着 分布长度的增加噪声降低均值不断增大，当分布长度在20mm时效果较差，当 增加为60mm时其影响程度有了明显的提高，但相对于其他几个因素的影响程 度仍为最低，当分布长度增加为100mm时，期变为了该锯齿影响旋翼降噪性 能的主要因素，继续增加至140mm(水平4)后，仍然会加大其影响程度，但 是增加的幅度很小。可以得出旋翼噪声降低量随着锯齿分布长度的增加而增 加，最优分布长度在140mm；影响旋翼降噪性能的第二大因素为锯齿宽度， 旋翼噪声降低量与宽度值呈现先正相关后负相关的关系，过小(<4mm)或过 大(>10mm)的锯齿间距都对旋翼降噪性能产生不利，其最优宽度在6mm(水 平3)；锯齿高度是影响翼噪声降低量的第三大因素，两者之间无明显的线性关 系，在锯齿高度为8mm时，噪声降低量最大，因此最优的锯齿高度应该为8mm； 相对于以上三个因素，本实验中锯齿的厚度对旋翼的降噪性能影响最小，也就 是说采用任何水平数值的锯齿厚度对旋翼的噪声降低值影响均不大，从图中可 以看出最优的锯齿厚度应为0.375mm。综上得出：在不考虑升力情况下，旋翼 转速为3000r/min时，编号12型号为0.375T1400L的前缘锯齿，即分布长度 140mm、宽度6mm、高度8mm、厚度0.375mm带来噪声降低量最大，最大噪 声降低量为2.897dB。
进一步的，步骤(2)中，所述的“在基准翼型桨叶的前缘进行锯齿结构 的三维建模，得到带锯齿结构的仿生结构”，具体包括以下步骤：
(201)对已有的旋翼模型数据进行处理，在垂直于旋翼翼展方向的基准 面上，利用交叉曲线提取出桨叶各个截面的翼型，为确保桨叶整体翼型不变， 提取截面间的距离不宜过大。
(202)标定出所有截面提取出翼型草图的顶点，并用三维曲线将其连接 作为前缘基准线。
(203)在每个翼型草图上进行新的锯齿草图绘制，首先绘制与当前翼型 攻角一致的长方形，该长方形的宽即为锯齿结构的厚度。
(204)对所有新绘制的长方形草图进行放样处理，处理时按照前缘基准 线进行，从而得到一个新的具有一定厚度的曲面实体。
(205)在该曲面实体的投影平面再次进行锯齿草图绘制，确定锯齿的各 个参数，包括锯齿的形状、高度、宽度等，并用此草图对曲面实体进行裁剪， 从而得到若干个小的锯齿实体。
(206)三维调整各个锯齿的位置，最终将所有锯齿实体以及基础叶片实 体组合成一个实体，从而得到具有前缘锯齿结构的单个旋翼桨叶，作为带锯齿 结构的仿生结构。
进一步的，步骤(2)中所述的“在基准翼型桨叶的尖端进行小翼结构的 三维建模，得到带小翼结构的仿生结构”，具体包括以下步骤：
(211)对已有的旋翼模型数据进行处理，在垂直于旋翼展弦方向的基准 面上，利用交叉曲线提取出桨叶各个截面的翼型，为确保桨叶整体翼型不变， 提取截面间的距离不宜过大。
(212)标定出所有截面提取出翼型草图的顶点，并用三维曲线将其连接 作为前缘基准线。
(213)选取尖端处某一截面作为小翼结构的起始截面，该截面上所提取 的翼型草图即为小翼结构的起始草图，该翼型的弦长即为小翼结构的初始弦 长。
(214)在距离起始截面距离为SN的平行截面上对小翼的起始草图进行转 换应用(即复制)，同时对该草图进行修改，从而满足小翼的特定参数；根据 以下公式对起始草图进行向下平移A，向后平移B，以满足设计的下倾角α和 后掠角β，该草图弦长LN通过对起始草图弦长L1处理得到：
其中，L1为小翼起始草图弦长，L2为结束端草图弦长，S为起始小翼平 面投影长度为SN的整数倍，所有变量单位均一致；。
(215)按照步骤(214)继续对距离起始截面距离为2SN处的截面进行草 图绘制，直到完成整个小翼结构的草图绘制。
(216)对所有绘制的小翼结构的翼型草图进行放样处理，放样时使起始 端以及结束端均与草图相切，保证结构的平滑性，从而得到带有小翼结构的单 个旋翼桨叶。
进一步的，步骤(2)中所述的“采用流体力学方法对基准翼型桨叶和两 种仿生结构的力学及声学特性进行计算分析，确定具有最优气动性能和声学性 能的两种仿生结构的形状”，具体包括以下步骤：
(221)基于雷诺平均方程的气动性能计算方法模拟旋翼实际工作情景， 采用SST模型对雷诺平均方程进行求解，以所生成网格单元为计算变量，在旋 翼桨叶表面积上进行积分运算，求得在所设定转速边界条件下所产生升力L和 阻力D值的总和，当计算达到收敛时，L和D的值基本保持为一常数不变；
同时，采用Broadband Noise Sources模型求解雷诺平均方程，并根据以下 公式计算得到整个计算域中由单位体积的各向同性湍流产生的噪声功率PA：
式中，u和l是湍流速度和长度尺度，a0为声速，α为模型常量；引入参 数κ,ε，则上式可以写成：
PA＝αερ0εMt 5
式中αε的取值设置为0.1，这里，为了更加直观的用分贝表示的声功率， 采用如下计算公式对计算所得声功率PA进行转化：
式中，Pref为参考声功率。Lp代表声压级，由声功率转化得到，单位是分 贝(dB)，用于衡量声音的大小，本发明中用于作为对比不同旋翼噪声性能的指 标。
雷诺平均方程包含连续方程、动量方程以及能量方程：
其中，ρ表示空气密度；V为速度；f为单位质量的体积力；A为控制面 的面积；n为控制面的法线方向；Wviscosity为粘性力所做的功；Wviscosity为粘性力； k为流体的热传导系数。
(222)为了衡量不同具有不同形状前缘锯齿旋翼的气动性能差异，以及 小翼结构对旋翼气动性能的影响，采用以下公式求得旋翼所产生的升力系数 CL与阻力系数CD：
其中，v∞表示转速，ρ表示空气密度，Swhole和Shalf分别为整个和半叶片 表面面积，考虑到锯齿模型中锯齿的面积，此处只计算了半叶片的阻力系数， 因为当计算收敛时，在阻力方向上有一个稳定的周期性瞬态峰值；
根据计算所得升力系数CL与阻力系数CD，可进一步计算得到升阻比的值， 即CL/CD，该值可以用来对比衡量步骤(1)中所设计的若干种带不同形状锯齿 结构的仿生结构的气动性能，该值的增加与否也能作为检验小翼结构是否具有 提高旋翼气动性能的标准，附图14的数据即为根据以上公式所求结果。
综上所述，本发明不仅能够降低旋翼噪声，提高升力与效率，还便于拆卸 和携带，能够满足不同场合下旋翼无人机等飞行器的特殊要求，增强飞行器的 隐蔽性和续航能力。
下面以前缘锯齿结构的设计以及制作为例，介绍下本发明所述的旋翼结构 的工艺过程，选取17英寸普通旋翼，利用逆向建模技术提取模型数据，在 SolidWorks软件中进行锯齿设计，并对完成的新模型进行模具成型及实物加 工，具体设计及制作流程如下：
(1)选取17英寸普通碳纤或者其他材料的旋翼，无论几桨叶均可。采用 激光扫描获取该旋翼几何模型的点云数据。
(2)对获取的点云数据进行修饰与处理，并将其导入SolidWorks软件中 生成实体模型。
(3)按照设计方法中步骤(2)进行前缘锯齿结构设计。
(4)按照设计方法中步骤(2)进行翼稍小翼结构设计。
(5)三维调整各个锯齿的位置，最终将所有锯齿以及小翼结构组合成一 个实体，从而得到具有前缘锯齿的单个旋翼桨叶。
(6)使用此模型数据进行模具加工，在通过模具进行碳纤包覆，脱模后 在进行CNC精雕，从而可以得到具有前缘锯齿的仿生旋翼桨叶。
自然界中一些生物经过一万年的进化，形成了具有环境适应性的躯体特 征，如老鹰善于在高空中长时间翱翔、猫头鹰具有独特的静音飞行能力等。本 发明受老鹰和猫头鹰翅膀羽毛结构的启发，结合耦合仿生学的理论依据，根据 无人机旋翼的实际要求，设计并制作了位于桨叶前缘的锯齿结构以及位于桨叶 翼稍的小翼结构，并通过实验研究得到效果最佳的参数组合。这两种结构在无 人机旋翼上的设计所起到的作用是不同的，锯齿结构可以有效抑制层流向湍流 的转化，每个的锯齿结构都相当于一个涡流发生器，由锯齿可以产生相对应的 许多小的涡流，不仅提高涡流的动量，增加其附着力从而延迟气流分离，同时 产生的尾涡可以很好的改善旋翼叶片吸力面上湍流的分布，从而达到有效抑制 噪声的目的。此外，由于采用的附加结构设计，且每个等腰三角形锯齿与其中 心线截面上桨叶翼型具有同样的攻角，因此附加的锯齿结构会提高整个旋翼与 空气的有效作用面积，从而实现了同等转速下升力的提高。小翼结构可以提高 旋翼桨叶的气动性能，有效提高旋翼的效率从而增加无人机的续航能力。向下 倾的小翼设计可以阻挡机翼下表面绕到上表面的绕流，消弱翼尖涡强度，有效 增大机翼有效展弦比。同时翼梢小翼本身也是个小机翼，也能产生翼尖涡，其 方向与主翼翼尖涡相反，且与其距离很近，在黏性耗散的作用下，两股涡相互缠绕，互相对抗抵消，达到减少诱导阻力的目的。此外，小翼结构还提高升力 和失速角。旋翼整体采用组装式设计，通过顶盖和底座将若干个旋翼组合固定， 本实例中采用三桨叶，相对于两桨叶其在同转速下具有更大的升力，因此在同 样负载的情况下，通过降低转速来间接降低无人机的整体噪声。此外本发明中 的组合设计可灵活适用于不同场景的需求，可以任意选择所使用旋翼的桨叶数 量，特别是在单兵作战中，只需携带不同型号的顶盖和底座以及若干个桨叶， 在特定地点根据实际情况进行组装使用。实验证明，相对于普通旋翼，采用本 发明所述的耦合仿生结构的桨叶以及组合式旋翼在同样的飞行条件下可以有 效抑制无人机的飞行和悬停噪声，同时也提高了无人机的飞行时间，极大地优 化了无人机的生存能力和续航能力，一定程度上保障了无人机的安全以及稳定 性。本发明所设计的旋翼结构具有可移植性，除了无人机旋翼以外，还可以用 于其他需要降噪的旋转机械，如风扇叶片、轴流风机、涡轮机械等，均能够有 效降低气动噪声。
以上所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发 明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员 对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定 的保护范围内。
Claims (10)
1.一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，其特征在于：包括若干呈圆周布置的桨叶以及将各桨叶根部连接在一起的连接结构；所述桨叶的前缘设有锯齿结构，尖端设有向下内倾的后掠小翼结构；所述锯齿结构为等腰三角形状。
2.根据权利要求1所述的一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，其特征在于：所述连接结构包括自上向下依次设置的顶盖和底座；所述顶盖包括圆形的顶盖板和沿顶盖板外周均匀分布的若干上桨叶固定臂；所述顶盖板上开设有位于顶盖板中间的穿孔一和沿穿孔一外周均匀分布的若干安装孔一；所述上桨叶固定臂上开设有安装孔二；相邻上桨叶固定臂之间的顶盖板的外周底部设有阶梯槽；所述底座包括圆形的底座板和沿底座板外周均匀分布的若干下桨叶固定臂；所述底座板上开设有位于底座板中间的穿孔二和沿穿孔二外周分布的若干安装孔三；相邻下桨叶固定臂之间的底座板的外周顶部设有与阶梯槽相适应的定位支撑结构；所述下桨叶固定臂的顶部设有安装圆柱；所述安装圆柱上开设有通孔，所述下桨叶固定臂上开设有螺母安装槽。
3.根据权利要求2所述的一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，其特征在于：所述桨叶的尾端设有与安装圆柱相适应的贯穿孔。
4.根据权利要求1所述的一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，其特征在于：所述桨叶的尖端距离旋转中心的距离为127-457.2mm，旋转面直径为10-36英寸。
5.根据权利要求1所述的一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，其特征在于：所述锯齿结构包括若干依次相连的等腰三角形状的连接板，所述连接板的宽度为0.13L～0.15L、高度为0.13L～0.15L、厚度为0.02L～0.1L，相邻连接板之间的间隙为0.003～0.05L，相邻连接板的顶端之间的距离为0.13L～0.15L，；所述锯齿结构的分布位置在距离旋转中心的0.1R～0.2R处，锯齿结构的分布长度为0.6～0.7R；其中，R为单个桨叶的翼展，L为单个桨叶的平均弦长，取值为桨叶表面积与翼展的比值，单位为mm。
6.根据权利要求1所述的一种低噪声的高效便携式无人机旋翼结构，其特征在于：所述小翼结构分布在距离旋转中心的0.7R～0.9R的位置处，后掠小翼结构的开始端弦长为桨叶弦长，结束端弦长为0.2L～0.4L；后掠小翼结构的高度为0.03R～0.1R R，后倾角取值为30°～70°、小翼下掠角取值为20°～90°；其中R为单个桨叶的翼展，L为单个桨叶的平均弦长，取值为桨叶表面积与翼展的比值，单位为mm。
7.根据权利要求1～6任意一项所述的低噪声的高效便携式无人机旋翼结构的设计方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
(1)仿生结构设计：获取仿生源的结构参数，并根据实际工况，构建旋翼模型作为基准翼型桨叶，在基准翼型桨叶的前缘进行锯齿结构的三维建模，得到带锯齿结构的仿生结构，同时在基准翼型桨叶的尖端进行小翼结构的三维建模，得到带小翼结构的仿生结构；其中，带锯齿结构的仿生结构根据锯齿结构形状的不同包含若干种；
(2)仿生结构形状设计：对基准翼型桨叶和两种仿生结构进行独立的仿真计算实验，生成基准翼型桨叶和两种仿生结构所需的计算网格，并采用流体力学方法对基准翼型桨叶和两种仿生结构的力学及声学特性进行计算分析，确定具有最优气动性能和声学性能的两种仿生结构的形状；
(3)仿生结构参数设计：对确定形状后的两种仿生结构的各个参数进行正交实验，并根据正交实验结果进行极差分析，确定各参数的最佳取值范围。
8.根据权利要求7所述的低噪声的高效便携式无人机旋翼结构的设计方法，其特征在于：步骤(2)中，所述的“在基准翼型桨叶的前缘进行锯齿结构的三维建模，得到带锯齿结构的仿生结构”，具体包括以下步骤：
(201)对已有的旋翼模型数据进行处理，在垂直于旋翼翼展方向的基准面上，利用交叉曲线提取出桨叶各个截面的翼型；
(202)标定出所有截面提取出翼型草图的顶点，并用三维曲线将其连接作为前缘基准线；
(203)在每个翼型草图上进行新的锯齿草图绘制，首先绘制与当前翼型攻角一致的长方形，该长方形的宽即为锯齿结构的厚度；
(204)对所有新绘制的长方形草图进行放样处理，处理时按照前缘基准线进行，从而得到一个新的具有一定厚度的曲面实体；
(205)在该曲面实体的投影平面再次进行锯齿草图绘制，确定锯齿的各个参数，并用此草图对曲面实体进行裁剪，从而得到若干个小的锯齿实体；
(206)三维调整各个锯齿的位置，最终将所有锯齿实体以及基础叶片实体组合成一个实体，从而得到具有前缘锯齿结构的单个旋翼桨叶，作为带锯齿结构的仿生结构。
9.根据权利要求7所述的低噪声的高效便携式无人机旋翼结构的设计方法，其特征在于：步骤(2)中所述的“在基准翼型桨叶的尖端进行小翼结构的三维建模，得到带小翼结构的仿生结构”，具体包括以下步骤：
(211)对已有的旋翼模型数据进行处理，在垂直于旋翼展弦方向的基准面上，利用交叉曲线提取出桨叶各个截面的翼型；
(212)标定出所有截面提取出翼型草图的顶点，并用三维曲线将其连接作为前缘基准线；
(213)选取尖端处某一截面作为小翼结构的起始截面，该截面上所提取的翼型草图即为小翼结构的起始草图，该翼型的弦长即为小翼结构的初始弦长；
(214)在距离起始截面距离为SN的平行截面上对小翼的起始草图进行转换应用(即复制)，同时对该草图进行修改，从而满足小翼的特定参数；根据以下公式对起始草图进行向下平移A，向后平移B，以满足设计的下倾角α和后掠角β，该草图弦长LN通过对起始草图弦长L1处理得到：
其中，L1为小翼起始草图弦长，L2为结束端草图弦长，S为起始小翼平面投影长度为SN的整数倍，所有变量单位均一致；
(215)按照步骤(214)继续对距离起始截面距离为2SN处的截面进行草图绘制，直到完成整个小翼结构的草图绘制；
(216)对所有绘制的小翼结构的翼型草图进行放样处理，放样时使起始端以及结束端均与草图相切，保证结构的平滑性，从而得到带有小翼结构的单个旋翼桨叶。
10.根据权利要求7所述的低噪声的高效便携式无人机旋翼结构的设计方法，其特征在于：步骤(2)中所述的“采用流体力学方法对基准翼型桨叶和两种仿生结构的力学及声学特性进行计算分析，确定具有最优气动性能和声学性能的两种仿生结构的形状”，具体包括以下步骤：
(221)基于雷诺平均方程的气动性能计算方法模拟旋翼实际工作情景，采用SST模型对雷诺平均方程进行求解，以所生成网格单元为计算变量，在旋翼桨叶表面积上进行积分运算，求得在所设定转速边界条件下所产生升力L和阻力D值的总和，当计算达到收敛时，L和D的值基本保持为一常数不变；
同时，采用Broadband Noise Sources模型求解雷诺平均方程，并根据以下公式计算得到整个计算域中由单位体积的各向同性湍流产生的噪声功率PA：
式中，u和l是湍流速度和长度尺度，a0为声速，α为模型常量；引入参数κ,ε，则上式可以写成：
PA＝αερ0εMt 5
式中，αε的取值设置为0.1，这里，为了更加直观的用分贝表示的声功率，采用如下计算公式对计算所得声功率PA进行转化：
式中，Pref为参考声功率，Lp代表声压级，由声功率转化得到，单位是分贝(dB)，用于衡量声音的大小，本发明中用于作为对比不同旋翼噪声性能的指标。
(223)为了衡量不同具有不同形状前缘锯齿旋翼的气动性能差异，以及小翼结构对旋翼气动性能的影响，采用以下公式求得旋翼所产生的升力系数CL与阻力系数CD：
其中，v∞表示转速，ρ表示空气密度，Swhole和Shalf分别为整个和半叶片表面面积，考虑到锯齿模型中锯齿的面积，此处只计算了半叶片的阻力系数，因为当计算收敛时，在阻力方向上有一个稳定的周期性瞬态峰值；
根据计算所得升力系数CL与阻力系数CD，可进一步计算得到升阻比的值，即CL/CD，该值用来对比衡量步骤(1)中所设计的若干种带不同形状锯齿结构的仿生结构的气动性能，该值的增加与否作为检验小翼结构是否具有提高旋翼气动性能的标准。
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